1、飞行原理简介考试论文直升机的发展历史及未来展望 学校： 学院： 班级： 学号：姓名：直升机的发展历史及未来展望在世界各大飞行器技术日渐成熟的过程中，一种不需要长直跑道的飞行器横空出世，它就是直升机！下面让我们一起来看看直升机的发展及其未来的展望吧！ 我们来看看直升机的结构组成。直升机主要由机体和升力（含旋翼和尾桨） 、动力、传动三大系统以及机载飞行设备等组成。旋翼一般由涡轮轴发动机或活塞式发动机通过由传动轴及减速器等组成的机械传动系统来驱动，也可由桨尖喷气产生的反作用力来驱动。目前实际应用的是机械驱动式的单旋翼直升机及双旋翼直升机，其中又以单旋翼直升机数量最多。接下来我们看看它的原理及特点:
2、直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至小螺旋桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。通过称为“倾斜盘 ”的机构可以调整直升飞机的旋翼的螺距，从而在旋转面上可以产生不同象限上的升力差，以此升力差来实现改变直升飞机的飞行方向，同时，直升飞机升空后发动机是保持在一个相对稳定的转速下，控制直升飞机的上升和下降是通过调整螺旋桨的总螺距来得到不同的总升力的，因此直升机实现了垂直起飞及降落。直升机的最大速度可达 300km/h 以上，俯冲极限速度近400km/h,使用升限可达 6000m（
3、世界纪录为 12450m）,一般航程可达600800km 左右。携带机内、外副油箱转场航程可达 2000km 以上。根据不同的需要直升机有不同的起飞重量。当前世界上投入使用的重型直升机最大的是俄罗斯的米-26（最大起飞重量达 56t，有效载荷 20t） 。直升机的突出特点是可以做低空（离地面数米） 、低速（从悬停开始）和机头方向不变的机动飞行，特别是可在小面积场地垂直起降。由于这些特点使其具有广阔的用途及发展前景。在军用方面已广泛应用于对地攻击、机降登陆、武器运送、后勤支援、战场救护、侦察巡逻、指挥控制、通信联络、反潜扫雷、电子对抗等。在民用方面应用于短途运输、医疗救护、救灾救生、紧急营救、吊
4、装设备、地质勘探、护林灭火、空中摄影等。海上油井与基地间的人员及物资运输是民用的一个重要方面。让我们一起跟着世界的历史进程，一起来回顾直升机的发展。自从莱特兄弟发明飞机以来，人们一直为能够飞翔蓝天而激动不已，同时又受起飞、着落所需的滑跑所困扰。在莱特兄弟时代，飞机只要一片草地或缓坡就可以起飞、着陆。不列颠之战和巴巴罗萨作战中，当时最高性能的“喷火”战斗机和 Me 900战斗机也只需要一片平整的草地就可以起飞，除了重轰炸机，很少有必须用“正规”的混凝土跑道起飞、着陆的。今天的飞机的性能早已不能为这些飞机所比，但飞机的滑跑速度、重量和对跑道的冲击，使对起飞、着陆的跑道的要求有增无减，连简易跑道也是
5、高速公路等级的。现代战斗机和其他高性能军用飞机对平整、坚固的长跑道的依赖，日益成为现代空军的致命的软肋。为了摆脱这一困境，从航空先驱的时代开始，人们就在孜孜不倦地研制能够象鸟儿一样腾飞的具有垂直/短距起落能力的飞机。自从人们跳出模仿飞鸟拍翅飞行的谜思之后，依据贝努力原理的空气动力升力就成为除气球和火箭外所有动力飞行器的基本原理。机翼前行时，上下翼面之间的气流速度差造成上下翼面之间的压力差，这就是升力。所谓“机翼前行” ，实际上就是机翼和空气形成相对速度。既然如此，和机身一起前行时，机翼可以造成升力，机身不动而机翼像风车叶一样打转转，和空气形成相对速度，也可以形成升力，这样旋转的“机翼”就成为旋
6、翼，旋翼产生升力就是直升机可以垂直起落的基本原理。中国小孩竹蜻蜓玩了有 2,000 年了，流传到西方后，成为现代直升机的灵感 / 达芬奇设计的直升机，到底能不能飞起来，很是可疑旋翼产生升力的概念并不新鲜，中国儿童玩竹蜻蜓已经有 2,000 多年了，西方也承认流传到西方的中国竹蜻蜓是直升机最初的启示。多才多艺的达芬奇在 15 世纪设计了一个垂直的螺杆一样的直升机，不过没有超越纸上谈兵的地步。1796 年，英国人 George Cayley 设计了第一架用发条作动力、能够飞起来的直升机，50 年后的 1842 年，英国人 W.H. Philips 用蒸气机作动力，设计了一架只有 9 公斤重的模型直
7、升机。1878 年，意大利人 Enrico Forlanini 用蒸气机制作了一架只有 3.5 公斤重的模型直升机。1880 年，美国发明家托马斯爱迪生着手研制用电动机驱动的直升机，但最后放弃了。法国人 Paul Cornu 在 1907 年制成第一架载人的直升机，旋翼转速每分钟 90 转，发动机是一台 24 马力的汽油机。Cornu 用旋翼下的“舵面”控制飞行方向和产生前进的推力，但 Cornu 的直升机的速度和飞行控制能力很可怜。1796 年，英国人 George Cayley 设计了这么一个直升机，最高升到 90 英尺（约 30 米）法国人 Paul Cornu 在 1907 年设计的第
8、一架载人直升机但是意大利人 Juan de la Cierva 在 1923 年设计旋翼机时，无意中解决了直升机的一个重大问题，他发明的挥舞铰解决了困扰直升机旋翼设计的一个重大问题。1930 年 10 月，意大利人 Corradino DAscanio 的直升机是公认的第一架现代意义上的直升机，在 18 米高度上前飞了 800 多米的距离，DAscanio 的直升机用共轴反转双桨。30 年代，德国人 Heinrich Focke 设计了 FA-61 直升机，不断在各种纳粹集会中作公关表演，但德国人 Anton Flettner 设计的 FL282 可算是第一种量产直升机，在二战中为德国海军生产
9、了近 1,000 架，不过没有在战斗中起到什么作用。Igor Sikorsky 设计的 VS300（VS 代表 Vought-Sikorsky，当时 Sikorsky 是 Vought 飞机公司的一部分）第一次采用尾桨，真正奠定了现代直升机的雏形。DAscanio 的直升机是第一个现代意义上的直升机，能完成前飞，具有基本的飞行控制能力30 年代德国的 FW61 直升机，被纳粹用作宣传纳粹“优越性”的工具 / 德国 FL282 应该是第一架量产型直升机，在二战期间产量达到近 1,000 架，用于德国海军，不过没有对战斗造成什么影响这是 FL282 的近容39-40 年 Sikorsky 的 VS
10、300 直升机是现代直升机的“老母鸡” ，奠定了现代直升机最常用的尾桨布局 / 尽管贝尔飞机公司在 37 年才开张，45 年的贝尔 47 是第一种量产的实用型直升机，在朝鲜战场就广泛用于伤员救护、侦察、炮兵指引等，从长津湖突围的美国海军陆战队 1 师如果不是贝尔 47 帮助在峡谷上架轻便桥，就没有今天吹牛的本钱了UH-1 使越南战争成为第一场直升机战争，直升机成为美军士兵进入和撤离战斗最常见的运输工具 / UH-60 是现在美军的主力战术运输直升机，中国在 89 年前进口过一小批，在西藏高原使用的效果十分好尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。尾桨要是太大了，会打到地上，所以尾桨尺寸受到限制，要提
11、供足够的反扭力，就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。极端情况下，尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成音爆。尾桨需要安装在尾撑上，尾撑越长，尾桨的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。为了把动力传递到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴，这又增加了重量和机械复杂性。尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制。在战斗中，直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。即使不算战损情况，平时使用中，尾桨对地面人员的危险很大，一不小心，附近的人员和器材就会被打到。在居民区或林间空地悬
12、停或起落时，尾桨很容易挂上建筑物、电线、树枝、飞舞物品。尾桨可以是推式，也可以是拉式，一般认为以推式的效率为高。虽然不管推式还是拉式，气流总是要流经尾撑，但在尾桨加速气流前，低速气流流经尾撑的动能损失较小。尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向前转（或者说，从右面向直升机看，尾桨顺时针旋转） ，这样尾桨对主旋翼的气动干扰小，主旋翼的升力可以充分发挥。尾桨也可以逆着主旋翼的方向旋转，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向后转（或者说，从右面向直升机看，尾桨逆时针旋转） ，这样尾桨和主旋翼之间形成一个互相干扰，主旋翼的升力受到损失，但尾桨的作用加强，所以可以缩小尺
13、寸，或降低功率。两者没有绝对的优劣，设计得当时，一般选择顺着转，只有设计不当、尾桨控制作用不够时，才选择逆着转，像米 24 直升机那样。涵道尾桨（fenestron）将尾桨缩小， “隐藏”在尾撑端部的巨大开孔里，相当于给尾桨安上一个罩子，这样大大改善了安全性，不易打到周围的物体。由于涵道尾桨的周边是遮蔽的，尾桨翼尖附近的气流情况大大简化，翼尖速度较高也不至于大大增加噪声。罩子的屏蔽也使前后方向上的噪声大大减小。涵道尾桨的缺点是风扇的包围结构带来较大的重量，这个问题随涵道尾桨直径增加而急剧恶化，所以涵道尾桨难以用到大型直升机上。涵道尾桨只有法国直升机上采用，美国的下马了的 Comanche 是法
14、国之外少见的采用涵道尾桨的例子。海豚直升机上的涵道尾桨 / 经典的采用涵道尾桨的 EC-120 直升机，中国参加合作制造已经下马的美国 RAH-66“科曼奇”直升机同样采用涵道尾桨另一个取代尾桨的方案是 NOTAR，NOTAR 是 No Tail Rotor（意为无尾桨）的简称，用喷气引射和主旋翼下洗气流的有利交互作用形成反扭力。主旋翼产生的下洗气流从尾撑两侧流经尾撑，发动机产生的压缩空气通过尾撑一侧的向下开槽喷出，促使这一侧的下洗气流向尾撑表面吸附并加速（即所谓射流效应或 Coanda 效应） ，形成尾撑两侧气流的速度差，产生向一侧的侧推力，实现没有尾桨的反扭力。尾撑顶端的直接喷气控制提供更
15、精细的方向控制，但不提供主要的反扭力，不是不可以，而是用射流效应可以用较少的喷气就实现较大的反扭力。从这个原理推而广之，如果把尾撑的截面做成机翼一样，下洗气流本身就可产生侧推力，甚至可以在下侧安装类似襟翼的装置以控制侧推力，岂不更好？不知道为什么，没有人这样做。NOTAR 的噪音比涵道风扇更低，安全性更好，在演示中，只要主旋翼不打到树枝，直接把尾撑捅到树丛里也照样安全飞行，但 NOTAR 同样没有用到大型直升机上的例子。NOTAR 只有麦道（现波音）直升机上使用。 NOTAR 的原理简图采用 NOTAR 的 MD600N 直升机，不知道为什么，MD 直升机还是叫 MD，不叫波音反扭力的问题解决
16、了，还有飞行控制的问题。前飞时，直升机不是不可以采用固定翼飞机一样的气动舵面控制偏航、俯仰、横滚，但悬停的时候怎么办呢？这又回到反扭力问题上来了，有控制地打破反扭力的平衡，不就可以造成飞机向左右的偏转吗？对于常规的主旋翼-尾桨布局，增加、减少尾桨的桨距（绕桨叶纵轴相对于桨叶迎风方向的偏转角） ，就在不改变尾桨转速的情况下，增加、减少尾桨的效果，达到使飞机偏转的效果。由于动力装置固有的惯性，增加扭力的速度总是不及降低扭力的速度，所以常规的单桨直升机向一侧偏转的速度通常快于向另一侧偏转的速度。直升机旋翼水平旋转可以实现垂直起落 / 直升机通过将旋翼前倾产生推力旋翼水平旋转时，自然产生向上的升力，这
17、是直升机得以垂直起落和悬停的基本条件。旋翼向前倾斜，自然就在产生升力的同时，产生前行的推力。但是如何使旋翼前倾呢？将传动轴或发动机向前倾斜是不现实的，机械上太复杂，可靠性也将一塌糊涂。那怎么办呢？采用所谓的旋转斜板（swash plate） ，如下图所示。周期矩控制示意图，注意上旋转斜板和旋翼桨叶的连接，和下旋转斜板受飞行员控制的可调角度上旋转斜板紧贴下旋转斜板滑动（或在接触面上安装滚珠，减少摩擦阻力） ，其倾斜角度由下旋转斜板决定。上旋转斜板随旋翼转动，由于前低后高，连杆和支点的作用迫使旋翼上升下降，最后按斜板的角度旋转，达到旋翼倾斜旋转。下旋转斜板不随旋翼转动，但倾斜角度可以由飞行员通过机
18、械连杆或液压作动筒控制，以控制旋翼的倾斜角度。下旋转斜板不光可以前低后高，还可以左低右高，或向任意方向偏转。这就是直升机旋翼可以向任意方向倾斜的道理。这个改变旋翼在每个旋转周期内角度的控制称周期距控制（cyclic control） ，用来控制行进方向。直升机的另一个主要的飞行控制为桨叶的桨距（pitch） ，用来控制升力，这称为总距控制（collective control） 。和固定翼飞机的飞行控制不同，直升机不靠气动翼面实现飞行控制，而是靠这总矩控制和周期距控制 实现飞行控制。旋翼倾斜，造成升力的作用力轴线倾斜，由于作用力轴线不再通过重心，造成扭转力矩，使飞机向旋翼倾斜方向滚转，直到作用
19、力轴线重又通过重心，恢复平衡周期距控制不仅用来控制行进方向，还用来控制滚转姿态。正常飞行时，旋翼的升力轴线必定通过飞机的重心，不然飞机要发生滚转。周期距控制使旋翼倾斜的同时，升力轴线同时倾斜，偏离直升机的重心，造成滚转力矩。飞机发生滚转之后，飞行员的控制逐渐回中（否则就一直滚转下去了） ，重心位置移动，升力轴线重又通过重心，恢复平衡，尽管这时飞机可能是歪着或前倾、后仰的。事实上，为了在中速巡航时机身保持水平，以减小平飞阻力，直升机的重心通常都在旋翼圆心稍后的地方，这样旋翼可以自然向前倾斜一定的角度，而机身依然保持水平。但为了达到最大速度，机身应该前倾，也就是压低机头，这样好最大限度地发挥发动机
20、功率，而不至于产生不必要的升力，本意要向前飞得快，结果速度没有上去多少，反而越飞越高了。同样道理，从空中急降时，用周期距控制使机头高高仰起，旋翼后倾，既利用增加的机身迎风面积造成的阻力减速，又利用主旋翼向前的推力分量做反推力刹车，可以极快地减速、着陆，减少在敌人火力下的暴露时间。周期距控制也使直升机的侧飞、倒飞成为可能，既强化了悬停中对侧风的补偿能力，又极大地增强了对常规固定翼飞机来说匪夷所思的非常规机动性能。直升机异乎寻常的起落性能提供了无数可能性，也带来无数的问题，其中一个就是翻滚问题。在侧风中垂直着陆时，机身在周期距控制下向迎风方向倾斜以保持平衡，这和侧风中骑自行车要歪着身子是一样道理。
21、在悬停过程中，机身横滚的支点还是在重心，但一侧机轮首先接地时，机轮就变成支点，这时如果控制不当，就会“别住脚” ，向外侧翻滚，造成事故。为了恢复水平，如果升力轴线在着地机轮的内侧，应该降低总距（减油门） ，用重力使机身正确落地；如果升力轴线在着地机轮外侧，那就应该增加总距（加油门） ，用升力来恢复水平姿态。用错了，就会发生翻滚事故。没有侧风但是在起伏的舰船甲板上着陆，也有同样的问题。反过来的问题是在斜坡上起飞。飞行员必须小心地寻找旋翼水平的姿态，先将一侧机轮离地，机身达到水平状态，再增加升力，使另一侧机轮离地，达到升空。如果动作过急，在升力轴线还没有垂直时就匆忙离地，即使后离地的机轮没有拖地以
22、造成不利滚动力矩，支点从后离地的机轮瞬时转移到机身重心所造成的剧烈摆动，可能使飞机失控。由于侧风和地面乱流的影响，旋翼水平还不一定就是正确的姿态，必须对侧风和乱流进行补偿，所以直升机在复杂条件下的起落需要相当的技巧。 旋翼是圆周运动，由于半径的关系，翼尖处线速度已经接近音速时，圆心处线速度为零！所以旋翼靠近圆周的地方产生最大的升力，而靠近圆心的地方只产生微不足道的升力。桨叶向前划行时，桨叶和空气的相对速度高于旋转本身所带来的线速度；反之，桨叶向后划行时，桨叶和空气的相对速度就低于旋转本身所带来的线速度，这样，旋翼两侧产生的升力还不均匀，不做任何补偿的话，升力差可以达到 5：1。这个周期性的升力
23、变化不仅使机身向一侧倾斜，而且每片桨叶在圆周中不同方位产生不同的升力和阻力，周期性地对桨叶产生强烈的扭曲，既大大加速材料的疲劳，又引起很大的振动。所以旋翼的气动设计可以比高性能固定翼飞机的机翼设计更为复杂。 前面提到的 de la Cierva 是在实践中发现这个问题的。他的模型旋翼机试飞很成功，但是全尺寸的旋翼机一上天就横滚翻，开始以为是遇到突然的横风，第二架飞机上天同样命运。de la Cierva 经过研究，发现模型旋翼机的桨叶是用藤条材料做的，有弹性，而全尺寸旋翼机的桨叶是刚性的钢结构，由此认识到桨叶的挥舞铰的必要性。具体来说，为了补偿左右的升力不均匀，和减少桨叶的疲劳，桨叶在翼根要采
24、用一个容许桨叶载回转过程中上下挥舞的铰链，这个铰链称为挥舞铰（flapping hinge，也称垂直铰） 。桨叶在前行时，升力增加，桨叶自然向上挥舞。由于桨叶在旋转过程中同时上升，桨叶的实际运动方向不再是水平的，而是斜线向上的。桨叶和水平面的夹角虽然不因为桨叶向上挥舞而改变，但桨叶和气流的相对运动方向之间的夹角由于这斜线向上的运动而变小，这个夹角（而不是桨叶和水平面之间的夹角）才是桨叶真正的迎角。桨叶的迎角在升力作用下下降，降低升力。桨叶在后行时，桨叶的升力不足，自然下垂，变旋转边下降造成桨叶和气流相对运动方向之间的夹角增大，迎角增加，增加升力。由于离心力使桨叶有自然拉直的趋势，桨叶不会在升力
25、作用下无限升高或降低，机械设计上也采取措施，保证桨叶的挥舞不至于和机体发生碰撞。桨叶在环形过程中，不断升高、降低，翼尖离圆心的距离不断改变，引起科里奥利效应（这个东西谁都“知道” ，但说清楚不容易。谁要是能把这个东西说清楚，鲜花奉上） ，就像花样滑冰运动员经常把双臂张开、收拢，以控制旋转速度。要是一个手臂张开，一个手臂收拢，就不可能在原地旋转，就要东倒西歪了。所以桨叶在水平方向也要前后摇摆，以补偿桨叶上下挥舞所造成的科里奥利效应。摆振铰利用前行时阻力增加，使桨叶自然增加后掠角（即所谓“滞后” ， 因为桨叶在旋转方向上的角速度低于圆心的旋转速度） ，这也变相增加桨叶在气流方向上剖面的长度，加强了
26、减小迎角的作用；在后行时，阻力减小，阻尼器（相当于弹簧）使桨叶恢复的正常位置（即所谓“领先” ，因为桨叶在旋转方向上的角速度高于圆心的旋转速度） ，当然也加强了增加迎角的作用，所以摆振铰（drag hinge 也称水平铰）也称领先 -滞后铰（lead lag hinge） 。挥舞铰和摆振铰是旋翼升力均匀的飞行平稳的关键。由于桨叶在旋转中容许上下挥动和前后摆动，这种桨叶称为柔性桨叶（articulated rotor） 。除了用机械铰链容许桨叶在环形过程中相对于其他桨叶有一定的挥舞外，材质也必须具有弹性，这就是为什么直升机停在地面时，桨叶总是“耷拉”着的原因。但机械铰链磨损大，可靠性不好，德国
27、MBB（战时著名的梅塞斯米特就是 MBB 中的 M）用弹性元件取代了挥舞铰，研制成功无铰桨叶，第一个应用无铰桨叶的是 MBB Bo-105，中国曾进口一批，用于支援海上采油平台。双叶旋翼是一个特例，桨叶和圆心的桨毂刚性连接，但用一个单一的“跷跷板”铰链同时代替挥舞铰和摆振铰，所以也称为半刚性桨叶（semi-rigid rotor） 。跷跷板铰链在一侧桨叶上扬时，将另一侧桨叶自然下压；在一侧桨叶“领先”时，将另一侧桨叶自然“滞后” ，既简化了机械设计，又完美地实现了更复杂的机械设计才能实现的功能。贝尔直升机公司用双叶用出了味道，越战期间漫天蝗虫似的 UH-1 就是双叶，后来的 AH-1 也是。不
28、过“跷跷板”设计只能用于双叶旋翼。双叶旋翼有无可置疑的简洁性和由此而来的成本和可靠性上的优势，但双叶旋翼也只有两片桨叶可以产生升力和推力，和多叶桨叶相比，就要增加旋翼直径，增加旋翼转速，前者增加总体尺寸和阻力，后者增加噪声。单桨直升机的起飞重量终归有限，要增大起飞重量，就要增加旋翼直径，增加旋翼转速，增加桨叶数目，加强传动轴，这些都增加了旋翼系统的机械复杂性和重量。旋翼直径和转速受到翼尖速度不能超过音速的限制，否则音障带来的阻力和振动将不可忍受，更大的旋翼直径也迫使尾撑长度增加，增加结构重量。较大的旋翼也对狭小场地的起落造成不便。大幅度提高起飞重量最有效的途径，还是采用两个甚至更多的旋翼，分担
29、负担。除了一些设想中的四旋翼方案，三旋翼没有见到过，还是双旋翼最常见。既然采用两个旋翼，如果旋转方向相反，一个顺时针旋转，一个逆时针旋转，就自然抵消相互的反扭力。反转的双旋翼不需要特别考虑尾桨和尾撑的结构，也没有尾桨吃掉对推进和升力没有作用的功率的问题，可以把所有功率都用于升力和推进，这是双旋翼额外的优点。双旋翼（也称双桨）有多种方案，可以前后串列，可以左右并列，可以上下共轴，还可以上下不共轴。串列双桨的典型有美国的 CH-46、CH-47；并列双桨的典型有俄罗斯的米-12，直升机状态的美国 V22也可以算作并列双桨；共轴双桨（co-axial 或 contra-rotating）的典型当然非
30、俄罗斯的 K-25、K-31 等卡莫夫直升机莫属；异轴双桨（更准确地说，是交替双桨，也称交叉双桨，intermeshing ）的只有美国卡曼的 H-34 Husky 和 K-Max 等少数例子。串列和并列双桨布局示意图串列双桨的 CH-47 / 并列双桨的米-12共轴双桨示意图 / 共轴双桨的卡 -31交替双桨示意图 / 交替双桨的 K-Max串列双桨对于最大限度地利用机身长度有利，CH-46、CH-47 机舱长但并不累赘，总长并不为此增加多少，而单桨的米-6 就“横阔竖大”了。串列双桨中离发动机较远的那副旋翼（一般是前旋翼）的功率要求比驱动尾桨高得多，为了保证前后旋翼的同步，串列双桨需要长长
31、的沉重的同步传动轴，而不能简单地由前发动机驱动前旋翼，后发动机驱动后旋翼。串列双桨的前后旋翼一般上下错开一点，这样可以容许前后旋翼之间在高度上有一定的重合，缩短全机长度。上下的高度差太少了，不能保证安全，尤其是大幅度机动动作时，上下桨叶可能发生碰撞。高度差太大了，支撑后旋翼的“柱子”太过高大，阻力巨大。并列双桨通常是安装在机翼翼尖的，翼展由旋翼半径决定，没有办法靠上下重合而缩短翼展，在气动上难于优化。左右旋翼之间要设交叉的同步轴，以保证左右两副旋翼永远同步。还有一个问题是，左右旋翼都在机身中段附近，仅靠周期距，俯仰控制力矩不足。但这都不是最大的问题，最大的问题是横滚稳定性，两侧旋翼升力不均匀时
32、，飞机会发生横滚，如果在急速下降过程中，飞机不幸进入自己的下洗气流，旋翼效率急剧降低，旋翼越用力，越使不上劲，好像汽车轮子打滑一样，加剧横滚的不稳定倾向，飞机在几秒钟内就可以倾覆失控，V-22 的几次坠毁就是这样造成的。强烈的不对称气流扰动也可以造成这个现象。发动机安装在机身还好说，要是发动机安装的机翼翼尖，离重心很远，进一步加强了横滚不稳定的倾向。共轴双桨用套筒轴驱动上下两副反转的旋翼，同样有串列双桨的上下旋翼之间的间距问题，间距小了，上下旋翼有可能打架；间距大了，不光阻力高，对驱动轴的刚度要求也高，而大功率的套筒轴本来在机械上就难度很大。套筒轴不光要传递功率，还要传递上面旋翼的总距、周期距
33、控制，在机械设计上有相当的难度。由于非对称升力的缘故，反向旋转的上下旋翼的旋转平面有在一侧“交会”的倾向，这进一步增加了对上下旋翼之间间距的要求，并且带来向交会一侧转弯必须比向另一侧转弯轻缓的要求。上旋翼处在“干净”空气中，下旋翼处在上旋翼的下洗气流中，这样，上下旋翼之间有相当的气动耦合，增加了气动设计的难度。由于共轴双桨没有尾桨，短短的尾撑用于支持垂直安定面，后者在前飞中提供像固定翼飞机一样的气动控制，减小周期距控制的负担。由于共轴双桨的机身短，受侧风影响较小。共轴双桨的振动也由于两副反转的旋翼而较好地对消了，平稳性和悬停性好。共轴双桨在同等升力下，旋翼直径可以较小，直升机总尺寸较紧凑， “
34、占地面积”较小，特别适合海军上舰的需要。交替双桨可算是共轴双桨的一个变种，从正面看，两副旋翼的翼尖路径（tip path plane，TPP）有交叉，会打架，但只要在算好时间差，你方唱罢我登场，不会打架的。最简单的情况，两副旋翼都是双叶，也就是只有一直线的前后两片桨叶，左旋翼的起始位置是东西向，右旋翼的位置是南北向，两副旋翼同步反向旋转，一个转到东西向的时候，另一个转到南北向，永远不会交会。交替双桨的优点是机械上比串列、并列和共轴双桨简单得多，缺点是旋翼的桨叶数也受到限制，到现在为止，没有超过双叶的，所以只适用于不超过一定尺寸的直升机。所有双桨布局均采用分别的总距和周期距控制，所有桨叶都有各自
35、的“三铰”（变距铰、挥舞铰、摆振铰，或起同等作用的相应的弹性元件） 。对于共轴双桨和交替双桨布局来说，转向是通过改变上下或左右旋翼的扭力来实现的。增加顺时针旋翼的桨距，使其更能吃上劲，减少逆时针旋翼的桨距，使其吃劲小一点，就造成扭矩差，使直升机向逆时针方向偏转，反之亦然。交替双桨的方向控制和共轴双桨相同。由于上下或左右旋翼的桨距增减是对称的，共轴双桨或交替双桨向左右转向的速度是一样的。主旋翼也比尾桨更能吃上劲，所以转向也更快捷，可以作所谓的“急转” （snap turn） 。 对于串列和并列双桨布局来说，转向是通过使前后或左右旋翼在水平方向上通过周期距控制产生差动的扭转推力来实现的。换句话说，
36、前旋翼向左倾斜，在产生升力的同时，产生向右的水平推力分量；后旋翼向右倾斜，同样在产生升力的同时，产生向左的水平推力分量。前后一“夹攻” ，飞机就向右偏转，反之亦然。前后旋翼反向倾斜，偏转的支点是机身中央。如果光倾斜前旋翼，就可以绕后机身打转转；光倾斜后旋翼，当然也就可以绕前机身打转转；如果控制得当，甚至可以一面转一面侧飞。事实上，串列双桨几乎像超市里四个轮子可以分别转向的购物车一样，爱怎么走就可以怎么走，爱怎么转就可以怎么转，不过有的时候太灵活了，选择太多了，反而容易弄糊涂，这个道理是一样的。并列双桨也是同样道理，只是把前后双桨变成左右双桨。直升机不光可以垂直起落，还可以悬停、侧飞、倒飞、原地
37、转弯。直升机的这些非常规机动动作提供了空前的战术灵活性，比如，反坦克直升机可以在低于树梢的极低空高度悬停，在战机恰当的时刻，突然冒起来发射武器，然后迅速下降到树梢以下高度隐蔽，既可以躲避对方直射武器的打击，又有利于隐蔽地转移阵地。如果装备桅杆顶的观察装置装置的话，可以更好地隐蔽观察敌情、掌握战机。同样的战术也适用于山脊、建筑物等适当的隐蔽物背后。在巷战中，直升机可以隐蔽在建筑物后悬停，在适当时机侧飞出来发射武器，然后迅速返回隐蔽位置，这样可以避开敌人从远处房顶的观察和伏击。在营救和精确定点空降作业中，悬停中的侧飞和倒飞更是必不可少的。然而，成也萧何，败也萧何，直升机的旋翼不光提供了空前的机动能
38、力，也从根本上限制了前飞速度。旋翼尺寸和桨叶数的限制不谈，飞机的前飞速度不可能超过旋翼翼尖的线速度，在极限情况下，假定飞机的前飞速度和翼尖速度都为音速的一半，前行方向上，翼尖速度在 3 点钟方向已经达到音速，而后行方向上，翼尖在 9 点钟方向的速度就为零，要发生失速。实际上，翼尖失速速度要高于零速度，所以飞行速度比理论上的极限情况要低。另外，由于半径的关系，旋翼前倾时，旋翼翼尖附近是产生推力的部分，中间部分的线速度低，实际上不产生推力，是在迎风气流的作用下像风车一样地自旋，靠近圆心的部分的线速度低于失速速度，已经处在失速区了。由于前飞时旋翼前倾，阻力在旋翼上形成一个向下的分量，造成速度越大，
39、“降力”越大的尴尬局面，必须用增加的升力来补偿，白白浪费发动机功率。据计算，直升机的理论速度不能超过 420 公里/ 小时。英国 Westland 公司对旋翼翼尖进行加大后掠角的修形，使直升机速度有了不小的提高，但还是没有突破这个理论限制。理论上，只要旋翼线速度突破音障，直升机速度进一步提高就是可能的。固定翼超音速飞机的机翼理论早已解决。但固定翼飞机的机翼处于相对简单的气流流场，直升机旋翼所处的流场实在太复杂了，不光有前进方向，还有旋转的切向和径向方向，此外，在机身上发动机结构和旋翼之间，还有复杂的纵向的马蹄形流和横向的涡漩。即使这些问题都解决了，理论上有可能研制出一种弯弯的马刀形状的桨叶，延
40、迟超音速激波的产生，但桨叶受力情况十分复杂，包括扭曲、拉伸，在材料上要制造足够坚固耐用又轻巧的旋翼很困难，旋翼要突破音障不是一件容易的事。要突破直升机速度的限制，只有突破旋翼既作为升力装置又作为推力装置的局限。发动机舱周边有马蹄形流 / 发动机舱两侧也有横向的涡流世界直升机发展现状民用直升机不仅有力地推动了全球经济的快速发展，而且极大的改善了人们的生活品质，一个国家民用直升机的拥有量已成为衡量其经济实力和发达程度的重要标志。20 世纪 90年代冷战结束后，世界各国的战略从以军事安全为主转向以发展经济为主，大力推进国防工业军转民，研制新型民用直升机，开拓更广阔的民用直升机市场。截至 2011 年
41、，全世界在役的直升机总数为 53259 架，其中民用直升机 30056 架占 56%，军用直升机 23203 架占44%。截至 2011 年全球民用直升机中贝尔公司所占的比率最大，达到 32.85%，其次是欧洲直升机公司、罗宾逊公司。日本每百万人口拥有的民用直升机数量为 5.39 架，是我国0.13 架/百万人口的 41 倍。全球平均水平 (4.6 架/ 百万人口) 则是我国的 35 倍。按全球平均水平来计算，我国民用直升机拥有量应达到 6348 架。这充分说明，我国民用直升机市场潜力非常巨大。当前民用直升机应用领域有了进一步的拓展，主要体现在：应用领域不断拓展、形成网络化服务格局、无人直升机
42、成为新宠。世界民用直升机技术具有以下主要技术特征：采用新型旋翼系统、采用较为先进的第二代涡轴发动机、机身以合金/复合材料为主提高了有效载荷、采用半综合航空电子系统。美国和俄罗斯是世界上军用直升机拥有量最多的 2 个国家，而许多中小国家虽然技术力量和经济实力并不强大，但基于国防需求纷纷谋求获得军用直升机，这导致了世界军用直升机分布极其广泛，也证明军用直升机比民用直升机更受世界各国的重视。2006 年，世界在役军用直升机中，贝尔公司生产的直升机占总数量的 26.1%、米里集团占 22.5%，欧直公司占 15.6%，西科斯基公司占 14.1%，波音公司占 8.0%，MD 直升机公司占 5.8%，阿古
43、斯塔/韦斯特兰公司占 3.9%，这 7 家公司生产交付的军用直升机总共占到 96%，而世界其他所有公司生产交付的数量只占 4%。在世界各国中，每万名军人拥有军用直升机数量居前五位的国家依次是美国39.9 架，英国36.9 架，德国31.4 架，日本30.8 架，俄罗斯17.9 架。与我国比邻的日本和韩国，每万名军人拥有的军用直升机数量则分别是我国(1.5 架) 的 20 倍和 5 倍。现代军用直升机可广泛应用于各种军事行动，执行各种战术任务，包括军用物资/兵员运输、战斗搜索与救援、伤病员后送、通信联络、战斗指挥/控制、侦察、目标指引、反舰/ 反潜、布雷/扫雷、护航、对地火力支援/攻击、电子战、
44、战斗损伤评估等，可以说几乎涉及了军事应用的各个方面。从实战应用来看，不管是在 20 世纪的海湾战争、科索沃战争和车臣战争中，还是在 21 世纪初的伊拉克战争中，军用直升机都得到了广泛应用。军用直升机具有以下主要技术特征：(1)采用先进复合材料旋翼系统，先进的桨叶翼型，甚至采用多种翼型，以改善桨叶气动特性、旋翼总体性能及直升机的机动能力。旋翼桨叶具有较高的抗击打能力，即使被 12.7 毫米弹径的枪弹击中，也不会危及飞行安全。(2)机身与起落架采用适坠性设计，具有良好的坠毁生存能力，发生坠落事故时，能有效保护飞行员不受伤害。(3) 机身具有一定的隐身能力。(4)采用大功率、先进的全权数字控制的发动
45、机，具有良好的高温高原特性，抗腐蚀与抗风沙能力较强，能在不利气象条件下遂行军事任务。(5)采用综合显示、任务计算机、高速数据总线和先进火控集成系统，配备有高级的红外、激光和电子对抗设备，生存性高。(6)配备各种先进的任务设备和武器装备，包括探测、侦察、识别、引导、定位等设备和各类攻击与防御武器。世界直升机发展趋势根据美国著名的罗尔斯-罗伊斯公司 2006 年所做的最新预测，民用直升机市场方面，2006-2015 年期间，全球总共将交付 5191 架民用直升机总价值 158 亿美元。对比分析和市场调查研究表明：到 2018 年我国民用直升机的需求量将达到 2300 架左右，是我国现有直升机拥有量
46、的约 13 倍。军用直升机市场方面，2006-2015 年期间，全球总共将交付 5724 架军用直升机，市场总价值 881 亿美元。在这些军用直升机中，主要用于运输和海岸巡逻的多发大型直升机约占 44%，用于轻型攻击和战术运输的双发中型直升机占 19%，用于武装侦察等的单发涡轴直升机和无人直升机占 18%。总体来看，无论是军用直升机还是民用直升机，其技术发展方向有一些共同点，主要体现在：新构型总体设计、军民通用型设计、模块化设计、先进航空电子集成设计、智能材料与结构设计。1.型号发展趋势：在近期乃至今后数十年中，世界主要国家将一方面加大投入开发新技术、研制新型号争夺世界市场，另一方面利用新技术
47、对陈旧机型进行更新升级，延长使用寿命，以此确保自己在全球直升机领域的领先地位。目前有 20 个多个国家和地区在开展或参与民用直升机的研发，除了欧洲、美国、俄罗斯、加拿大等这些传统的直升机大国和地区外，日本、韩国、比利时等也在纷纷开展新型民用直升机的研制。军用直升机的设计、制造要求更高，技术难度更大，在将来较长一段时期内，新型军用直升机的研发仍将由一些直升机技术大国所垄断。2005 年 7 月，美国陆军宣布贝尔直升机公司以贝尔 407 为基础推出的 ARH-70A 在其新型武装侦察直升机的选型竞争中获胜，并计划总共采购 488 架，2009 年正式装备部队和国民警卫队。为了适应美国陆军直升机的发
48、展计划，填补 OH-58、AH-1 和 UH-1 退役后的型号与吨位空白，2006 年 6 月，美国陆军与欧洲直升机公司的北美分部签订了一份价值 23 亿美元的合同，选择该公司以 EC145 为基础提出的 UH-72A 作为其新型的轻型多用途直升机，美国陆军计划总共采购 322 架。除美国大力发展新型军用直升机外，俄罗斯也在加紧其“米-28N”、 “卡-50/52” 武装直升机和“ 卡-60”多用途直升机的研制工作。法国和德国联合研制的“ 虎” 武装直升机截至 2005 年已交付 2 架，到 2009 年将向法国、德国、澳大利亚和西班牙总共交付 473 架。2.新概念研究：在新构型、新原理直升
49、机的探索和开发方面，倾转旋翼机、无人直升机、组合式直升机以及自转旋翼机正日益受到人们的高度关注。总体来看，倾转旋翼机是目前技术最成熟的新构型，基本达到实用程度，典型机型有 V-22 和 BA609。同时俄罗斯、欧洲目前也在开展倾转旋翼机的研制，说明这种新构型得到了人们的充分认可，前景十分乐观。目前，全球开展无人直升机研制的国家超过 20 个，各种无人直升机型号超过 60 种，而且，目前正在研制的无人直升机，技术上有了重大突破，主要表现是自主飞行等级有了显著提高，基本实现了完全自主飞行，而且续航时间和航程有了大幅度提高。在组合式直升机探索领域，美国一直走在世界的前沿。当前西科斯基公司在进行 X2升力(旋翼 )-推力(推进螺旋桨)组合式直升机的技术验证，皮亚塞基公司在开展H-60 升力 (旋翼 -机翼)- 推力 (涵道螺旋桨)组合式直升机的研究，而格罗内兄弟航空公司，根据与美国国防部高级研究计划局达成的协议，正在对在 C-130 大型运输机上加装利用桨尖喷气驱动桨叶的旋翼系统，使其成为一种机翼- 旋翼组合式构型的技术可行性进行论证，波音公司则一直在进行一种鸭式旋翼/机翼概念验证机X-50A“蜻蜓” 的研究。以色列正在开发一种 4 座的、称为“城市鹰”的、可垂直起降的飞行汽车。自 20
